Способ прицеливания крылатых ракет, базирующихся на самоходной пусковой установке

Способ прицеливания крылатых ракет, базирующихся на самоходной пусковой установке

Иллюстрации

Показать все

Реферат

Изобретение относится к военной технике, а именно к технике прицеливания крылатых ракет средней дальности, и может найти применение на крылатых ракетах, размещаемых на подвижных наземных пусковых установках.

В настоящее время практически все крылатые ракеты оснащаются системами конечного наведения, использующими в качестве датчика первичной информации головки самонаведения (радиолокационные, инфракрасные и др.). Однако для корректного выбора назначенной к поражению цели, ракета должна с минимальной погрешностью выйти в расчетную точку для последующего самонаведения. Одним из определяющих факторов ошибки выхода в расчетную точку является погрешность определения начального азимутального угла ракеты.

Задачу определения начального азимутального угла ракеты решает система прицеливания. От способа реализации данной системы зависит точность определения начального азимутального угла ракеты.

В настоящее время широкое применение в схемах построения систем прицеливания самоходных пусковых установок (далее - СПУ) находит использование маршрутно-навигационных систем топопривязки и ориентирования (далее - МНСТО). Особенно это распространено в танках, системах залпового огня и т.д. Для реализации подобной схемы прицеливания необходимо предварительно измерить угловое рассогласование по курсу между приборными осями МНСТО и продольной осью дула (для танков), направляющих (для систем залпового огня) и т.д. На фиг.1 представлена схема измерений углового рассогласования по курсу между продольной осью МНСТО Sigma-30 и продольной осью дула самоходной гаубицы. Согласно руководству по эксплуатации на МНСТО Sigma-30 (документ №NTA14/Sigma30-011, стр.3-11), измерение угла рассогласования по курсу между приборными осями МНСТО 1 и продольной осью дула 2 самоходной гаубицы проводится посредством двух теодолитов 3 и 4 с использованием оптического контрольного элемента (далее - ОКЭ) 5, устанавливаемого на корпус МНСТО и материализующего приборные оси МНСТО, и специального приспособления с ОКЭ 6, устанавливаемого на дуло самоходной гаубицы и материализующего продольную ось дула. Устанавливая теодолиты 3 и 4 перпендикулярно к оптическим контрольным элементам 5 и 6 соответственно, а потом, проводя автоколлимационную привязку теодолитов 3 и 4 друг к другу, измеряют углы Ψ₁ и Ψ₂. Используя значения углов Ψ₁ и Ψ₂, определяют угловое рассогласование ΔΨ по курсу между продольной осью МНСТО 1 и продольной осью дула самоходной гаубицы 2. Значение ΔΨ заносится в постоянное запоминающее устройство (далее - ПЗУ) МНСТО 1 и в последующем используется при прицеливании самоходной гаубицы.

Данное решение по технической сущности наиболее близко к предлагаемому изобретению и поэтому взято авторами за ближайший аналог.

Необходимо отметить, что указанное техническое решение может быть признано оптимальным по точности только для танков и систем залпового огня, снаряды и выстрелы которых не имеют в своем составе инерциальных навигационных систем (далее - ИНС).

Что касается крылатых ракет, базирующихся на СНУ и имеющих в своем составе систему управления, основным элементом которых является инерциальная навигационная система, данный способ является грубым и требует усовершенствования.

Это связано со следующими обстоятельствами.

Во-первых, дальность полета крылатых ракет в десятки раз больше дальности полета снарядов, что в свою очередь приводит к пропорциональному увеличению отклонения от плоскости стрельбы.

Во-вторых, самоходные пусковые установки с крылатыми ракетами могут иметь, в отличие от танков, несколько индивидуальных ракето-мест, продольные оси которых, в отличие от систем залпового огня, в силу конструктивных особенностей непараллельны друг другу.

В-третьих, каждая ракета, в отличие от неуправляемых снарядов танков и выстрелов систем залпового огня, имеет в своем составе ИНС с индивидуальными значениями паспортных данных.

С целью повышения точности и адаптации рассмотренного способа прицеливания к особенностям применения в ракетной технике авторами предлагается проводить измерения углового рассогласования по курсу между ИНС ракеты и МНСТО СПУ в несколько этапов с учетом особенностей конструкции ракеты, а также способов установки МНСТО и ракеты на СПУ.

Суть предлагаемого способа заключается в последовательном измерении угловых рассогласований по курсу между элементами конструкции ракеты и СПУ с целью получения суммарного углового рассогласования по курсу между ИНС ракеты и МНСТО СПУ и последующим использованием результатов проведенных измерений во время предстартовой подготовки для определения истинного азимутального угла ракеты, путем расчета поправки к азимутальному углу, измеренному МНСТО.

На фиг.2 показана структурная схема точностных параметров, измерения которых необходимо провести в процессе изготовления ИНС, ракеты и СПУ. Обозначения, наименования, места измерения и хранения параметров a₁-а₅ приведены в таблице.

На фиг.3 на примере одной ракеты из боекомплекта, назначенного к проведению стрельбы, схематично показаны места хранения параметров a₁-а₅ и информационные связи, обеспечивающие передачу параметров a₁, а₂, и азимутального угла А_МНСТО, измеренного МНСТО 4, в системе управления оружием (СУО) СПУ 3 для расчета начального азимутального угла A_j во время предстартовой подготовки.

Перед началом предстартовой подготовки параметр a₁ передается из ПЗУ ИНС 1 в БЦВМ 2, а оттуда, совместно с параметром а₂, - в СУО СПУ 3. Одновременно из МНСТО 4 в СУО СПУ 3 передается азимутальный угол, измеренный МНСТО 4. В СУО СПУ 3, с учетом параметров а₃-а₅, хранящихся в ПЗУ СУО СПУ, вычисляются:

- поправка к азимутальному углу, измеренному МНСТО, по формуле:

где j - номер ракето-места;

- азимутальный угол для каждой ракеты, назначенной к стрельбе:

где j - номер ракето-места.

Рассчитанный по формуле (2) азимутальный угол A_j передается в БЦВМ 2 ракеты, а оттуда - в ИНС 1. После этого выполняется предстартовая подготовка и пуск ракеты.

Данный способ позволяет проводить операцию прицеливания для любой ракеты, расположенной на любом ракето-месте любой СПУ.

С целью оценки точности предложенного способа прицеливания был проведен расчет, который показал, что суммарная погрешность определения начального азимутального угла ИНС ракеты удовлетворяет предъявляемым к ракетам данного класса требованиям.

Таким образом, можно констатировать, что изобретение позволяет создать полностью автоматический способ прицеливания, отвечающий требованиям по точности для ракет средней дальности. Представляется, что данный способ найдет применение как во вновь разрабатываемых ракетных комплексах, так и при модернизации существующих комплексов ракетного оружия.

Таблица
СПОСОБ ПРИЦЕЛИВАНИЯ КРЫЛАТЫХ РАКЕТ, БАЗИРУЮЩИХСЯ НА САМОХОДНОЙ ПУСКОВОЙ УСТАНОВКЕ
	Наименование параметра	Обозначение	Место измерения	Место хранения
1.	Угловое рассогласование по курсу между осями ИНС и посадочным местом под ИНС	a1	Завод-изготовитель ИНС	ПЗУ
ИНС
2.	Угловое рассогласование по курсу между посадочным местом под ИНС изделия и внешними стыковочными узлами ТПС	a2	Завод-изготовитель ракеты	ПЗУ
БЦВМ
ракеты
3.	Угловое рассогласование по курсу между продольной осью ТПС и базовой линией, проходящей через центры ложементов СПУ	а3	Завод-изготовитель СПУ	ПЗУ
СУО
СПУ
4.	Угловое рассогласование по курсу между базовой линией, проходящей через центры ложементов СПУ и продольной осью шасси СПУ	a4	Завод-изготовитель СПУ	ПЗУ
СУО
СПУ
5.	Угловое рассогласование по курсу между продольной осью МНСТО и продольной осью шасси СПУ	а5	Завод-изготовитель СПУ	ПЗУ
СУО
СПУ

Способ прицеливания крылатых ракет, базирующихся на самоходной пусковой установке, включающий определение азимутального угла инерциальной навигационной системы ракеты по известному азимутальному углу маршрутно-навигационной системы топопривязки и ориентирования самоходной пусковой установки, отличающийся тем, что в процессе изготовления ракет проводят предварительные измерения угловых рассогласований между элементами конструкции ракеты и самоходной пусковой установки с последующим расчетом суммарного углового рассогласования по курсу между инерциальной навигационной системой ракеты и маршрутно-навигационной системой топопривязки и ориентирования и использованием результатов проведенных измерений для автоматического расчета поправки к азимутальному углу, измеренному маршрутно-навигационной системой топопривязки и ориентирования.